DE60018719T2

DE60018719T2 - KREISELN AND ACCELERATION DEVICE DEVICE FOR DETERMINING THE POSITION OF A PLANE

Info

Publication number: DE60018719T2
Application number: DE60018719T
Authority: DE
Inventors: Nicolas Martin; Jean-Rene Chevalier
Original assignee: Thales Avionics SAS
Current assignee: Thales Avionics SAS
Priority date: 1999-02-02
Filing date: 2000-01-31
Publication date: 2006-04-13
Anticipated expiration: 2020-02-01
Also published as: BR0007735A; FR2789172A1; JP4447791B2; WO2000046573A1; EP1157254B1; FR2789172B1; JP2002538033A; CA2361727A1; US6588117B1; DE60018719D1; EP1157254A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Gerät zur Bestimmung der Fluglagen eines Fluggeräts.The The invention relates to a device for determining the attitude of an aircraft.

Um ein Luftfahrzeug zu steuern, ist es notwendig, seine Fluglagen zu kennen.Around To control an aircraft, it is necessary to adjust its flight attitudes know.

Die Fluglagen sind definitionsgemäß die drei Euler-Winkel ψ, θ, φ, bzw. Kurs, Trimmlage und Neigung, die die Ausrichtung des mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystems bezüglich des lokalen geographischen Bezugssystems definieren. Das lokale geographische Bezugssystem (oder Trieder) ist ein orthonormiertes Trieder, von dem eine Achse gemäß der lokalen Senkrechten (nach unten) verläuft, und die beiden anderen Achsen den lokalen Richtungen Nord und Ost folgen. Das mit dem Luftfahrzeug verbundene Bezugssystem ist ein orthonormiertes Trieder, dessen X-Achse oder Rollachse zum Triebwerk des Luftfahrzeugs kolinear ist, die Y-Achse oder Nickachse senkrecht zu seiner Symmetrieebene liegt, und die Z-Achse oder Gierachse in der Symmetrieebene liegt.The Attitudes are by definition the three Euler angle ψ, θ, φ, or course, Trim position and inclination, which align with the aircraft related frame of reference of the local geographic reference system. The local Geographic reference system (or trieder) is an orthonormal Trieder, of which an axis according to the local Vertical (down) runs, and the other two axes the local directions North and East consequences. The reference system associated with the aircraft is on Orthonormiertes Trieder, whose X-axis or roll axis to the engine of Aircraft is collinear, the Y-axis or pitch axis perpendicular to its symmetry plane, and the z-axis or yaw axis in the symmetry plane is located.

Die Fluglagen werden mit Hilfe einer so genannten gyrometrischen Vorrichtung mit verbundenen Komponenten bestimmt, die aus mindestens drei Gyrometern besteht, die fest miteinander und mit dem Aufbau des Luftfahrzeugs verbunden sind. Jedes dieser Gyrometer liefert gemäß seiner Achse eine Komponente des Vektors Ω → der augenblicklichen Drehung des Luftfahrzeugs bezüglich eines Trägheits-Bezugssystems. Diese Vorrichtung ermöglicht es, die drei Komponenten von Ω → im mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem X, Y, Z zu messen. Diese Komponenten sind das Rollen p gemäß der X-Achse, das Nicken q gemäß der Y-Achse und das Gieren r gemäß der Z-Achse.The Attitudes are determined by means of a so-called gyrometric device with connected components consisting of at least three gyrometers that is stuck with each other and with the construction of the aircraft are connected. Each of these gyrometers delivers according to his Axis is a component of the vector Ω → the instantaneous rotation of the aircraft an inertial reference system. This device allows it, the three components of Ω → im connected to the aircraft Reference system X, Y, Z to measure. These components are rolling p according to the X-axis, the pitch q according to the Y-axis and the yaw r along the Z axis.

Diese drei Komponenten werden zum Beispiel durch die so genannte Quaternion-Methode integriert. Die Integration liefert Fluglagen-Quaternions, von denen man mit der ursprünglichen Ausrichtung des Luftfahrzeugs eine Fluglagenmatrix und dann die Euler-Winkel ableitet.These For example, three components are made by the so-called quaternion method integrated. The integration provides attunement quaternions, of which one with the original one Align the aircraft with an attitude matrix and then the Euler angle derives.

Die von den Gyrometern gelieferten Messsignale haben Drift genannte Fehler. Da diese Signale integriert sind, vergrößern sich die Fehler bezüglich der Fluglagen mit der Zeit. Daher verwendet man üblicherweise für die Bestimmung der Fluglagen zusätzlich zu den Gyrometern Beschleunigungsmesser, die verwendet werden, um die durch die Integration der Signale der Gyrometer gelieferten Ergebnisse zu korrigieren. Diese Korrektur erfolgt in einer Regelschleife.The Measuring signals supplied by the gyrometers have called drift Error. Since these signals are integrated, the errors increase in terms of Attitudes over time. Therefore, one usually uses for the determination the flight attitudes in addition to the gyrometers accelerometers that are used to those delivered by integrating the signals of the gyrometers Correct results. This correction takes place in a control loop.

Die mit der gyrometrischen Vorrichtung mit verbundenen Komponenten fest verbundenen Beschleunigungsmesser können aufgrund der Schwerkraft die Trimm- und Neigungs-Fluglagen des Luftfahrzeugs liefern; die Signale, die sie liefern, sind aber mit Fehlern behaftet, welche die Ergebnisse als solche schwierig auswertbar machen. Dagegen ermöglicht die Kombination der von den Gyrometern und den Beschleunigungsmessern gelieferten Signale in einer Regelschleife, die Driften der Gyrometer zu kompensieren und gleichzeitig den Vorteil dieser letzteren beizubehalten, der darin besteht, dass kurzfristig Ergebnisse mit einem relativ schwachen Rauschen geliefert werden.The fixed with the gyrometric device with connected components connected accelerometers may be due to gravity deliver the trim and tilt attitude of the aircraft; the However, signals that they provide are subject to errors, which make the results as such difficult to evaluate. In contrast, the Combination of the gyrometers and the accelerometers supplied signals in a control loop, the drifts of the gyrometer while retaining the advantage of the latter, which consists of short-term results with a relatively weak one Noise can be supplied.

Bei bekannten Geräten stellt der Vergleich zwischen den gyrometrischen und den Beschleunigungsmess-Signalen einen komplexen Vorgang dar, da die Signale der Beschleunigungsmesser so integriert sind, dass sie Geschwindigkeiten darstellen, und diese letzteren werden mit Bezugswerten verglichen; dieser Vergleich dient dazu, die Korrektor der gyrometrischen Vorrichtung zu erarbeiten. Die Integration verwendet die aus der gyrometrischen Vorrichtung stammenden Fluglagen.at known devices represents the comparison between the gyrometric and accelerometer signals a complex process because the signals of the accelerometer are integrated so that they represent speeds, and these the latter are compared with reference values; this comparison serves to work out the corrector of the gyrometric device. The integration uses those from the gyrometric device originating attitudes.

Die Druckschrift US-A-4070674 offenbart ein Gerät gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The Document US-A-4070674 discloses an apparatus according to the preamble of the claim 1.

Die Erfindung liefert ein Gerät, bei dem die Korrekturen einfach und zuverlässig ausgeführt werden.The Invention provides a device where the corrections are done easily and reliably.

Beim erfindungsgemäßen Gerät wird der Vergleich zwischen einerseits einem senkrechten Richtungsvektor, der von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird, und andererseits einem senkrechten Richtungsvektor durchgeführt, der von den Beschleunigungsmessern geliefert wird. Vorzugsweise besteht der Vergleich darin, das Vektorprodukt dieser beiden Vektoren zu bilden.At the Device according to the invention is the Comparison between on the one hand a vertical direction vector, which is supplied by the gyrometric device, and on the other hand a vertical direction vector performed by the accelerometers is delivered. Preferably, the comparison is the vector product to form these two vectors.

Der von den Beschleunigungsmessern gelieferte senkrechte Richtungsvektor ist kolinear zur Beschleunigung der Schwerkraft während der Phasen des geradlinigen, nicht beschleunigten Flugs. So ist es nicht notwendig, eine Integration der Beschleunigungsmesssignale durchzuführen. Außerdem bildet in der gyrometrischen Vorrichtung der senkrechte Richtungsvektor die letzte Spalte der Fluglagenmatrix, die mit dieser Vorrichtung erhalten wird. Außerdem können die beiden senkrechten Richtungsvektoren in dem gleichen mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem ausgedrückt werden.The vertical direction vector provided by the accelerometers is collinear for acceleration of gravity during the phases of straight-line, non-accelerated flight. Thus, it is not necessary to perform integration of the acceleration measurement signals. In addition, in the gyrometric device, the vertical direction vector forms the last column of the attitude matrix associated with it Device is obtained. In addition, the two vertical direction vectors can be expressed in the same reference system associated with the aircraft.

Es wird daran erinnert, dass die Fluglagenmatrix eine 3×3-Matrix ist, bei der die erste Spalte die Nordrichtung im XYZ-Bezugssystem des Luftfahrzeugs, und die zweite und dritte Spalte die Ostrichtung bzw. die senkrechte Richtung ebenfalls im XYZ-Bezugssystem darstellen.It is reminded that the attitude matrix is a 3 × 3 matrix where the first column is the north direction in the XYZ frame of reference of the aircraft, and the second and third columns are the eastern direction or the vertical direction likewise in the XYZ reference system.

Es ist außerdem anzumerken, dass das Vektorprodukt isotrop ist, d.h. unabhängig vom Bezugssystem.It is also note that the vector product is isotropic, i. independent of Reference system.

Wenn man ein Vektorprodukt verwendet, sind die auszuführenden Korrekturen auch besonders einfach, da der Modul des Vektorprodukts proportional zum Sinuswert des Winkels der Drehung ist, die den von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten senkrechten Richtungsvektor mit dem von der Beschleunigungsmessvorrichtung gelieferten senkrechten Richtungsvektor zusammenfallen lässt. Außerdem ergibt die Richtung des Vektorprodukts die Achse dieser Drehung.If When using a vector product, the corrections to be made are also particular simply because the modulus of the vector product is proportional to the sine value the angle of rotation is that of the gyrometric device supplied vertical direction vector with that of the accelerometer supplied vertical direction vector coincides. It also gives the direction of the vector product the axis of this rotation.

Wenn der Vergleich darin besteht, ein Vektorprodukt zu bilden, können zusätzliche Maßnahmen notwendig sein. Da ein Vektorprodukt definitionsgemäß senkrecht zu jedem der Vektoren des Produkts ist, ist nämlich seine Komponente in senkrechter Richtung Null, und wenn man die senkrechte Komponente der Drift der gyrometrischen Vorrichtung schätzen will, ist es notwendig, über zusätzliche Daten zu verfügen.If the comparison is to form a vector product may be additional activities to be necessary. Since a vector product is by definition perpendicular to each of the vectors of the product, namely its component is in vertical Towards zero, and if you look at the vertical component of the drift of the estimate gyrometric device wants, it is necessary over additional Data.

In einer Ausführungsform der Erfindung wird zum Erhalt einer Schätzung der senkrechten Komponente der Drift der gyrometrischen Vorrichtung eine orthogonale Projektion des von den Gyrometern gelieferten Vektors Ω → mit den Komponenten p, q, r nach Kompensation der Driften (durch die oben erwähnte Regelung) auf die von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferte senkrechte Richtung durchgeführt.In an embodiment The invention is used to obtain an estimate of the vertical component the drift of the gyrometric device an orthogonal projection of the vector Ω → supplied by the gyrometers with the components p, q, r after compensation of the drifts (by the above mentioned control) the vertical direction provided by the gyrometric device carried out.

Um diese Projektion zu erhalten, genügt es, das Skalarprodukt des Vektors Ω → mit dem Einheitsvektor U →_g der von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten senkrechten Richtung zu bilden. Dieser projizierte Vektor kann in einer Regelung mit integraler Rückkehr verwendet werden, um die senkrechte Komponente der Drift des von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten Vektors Ω → zu kompensieren.To obtain this projection, it suffices to form the scalar product of the vector Ω → with the unit vector U → _g of the vertical direction provided by the gyrometric device. This projected vector can be used in an integral return control to compensate for the vertical component of the drift of the vector Ω → supplied by the gyrometric device.

Das Skalarprodukt Ω →.U →_g stellt die Drift des Gyrometers in senkrechter Richtung nur dann dar, wenn das Flugzeug in der Phase des geradlinigen Flugs ist, d.h., wenn es nicht um die senkrechte Richtung dreht. In einer Ausführungsform erfasst man so die Kurvenphasen und öffnet die Gier-Regelschleife (die es ermöglicht, die senkrechte Komponente der Driften der Vorrichtung zu kompensieren) während der Kurvenphasen.The scalar product Ω → .U → _g represents the drift of the gyrometer in the vertical direction only when the aircraft is in the phase of straight-line flight, ie, when it is not rotating about the vertical direction. In one embodiment, this detects the curve phases and opens the yaw control loop (which makes it possible to compensate for the vertical component of the drifts of the device) during the curve phases.

Auch liefert die Beschleunigungsmessvorrichtung nur während der Phasen des nicht beschleunigten, geradlinigen Flugs einen Vektor, der die Beschleunigung der Schwerkraft darstellt. Vorzugsweise sollten also zumindest bestimmte Regelschleifen der gyrometrischen Vorrichtung während der Kurven- und/oder Beschleunigungsphasen geöffnet werden. Man öffnet die Roll-Regelschleife in den Kurvenphasen, und man öffnet die Nick-Regelschleife während der Beschleunigungsphasen. Bei beschleunigten Kurven öffnet man vorzugsweise die Roll-Regelschleife, während die Nick-Regelschleife geschlossen bleibt.Also provides the accelerometer only during the phases of not accelerated, straight-line flight a vector that accelerates representing gravity. Preferably, therefore, at least certain Regulating the gyrometric device during the curve and / or Acceleration phases open become. You open the roll control loop in the curve phases, and you open the Nick control loop during the acceleration phases. With accelerated curves you open preferably the roll control loop, while the pitch control loop remains closed.

Um eine Schätzung der senkrechten Komponenten der Drift der gyrometrischen Vorrichtung zu erhalten, verwendet man in einer Variante anstelle einer Gier-Regelung eine Kurs-Regelung, d.h., man regelt die Nordrichtung, die im Luftfahrzeug-Bezugssystem ausgedrückt ist, das von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird, auf den magnetischen Norden, der von einem äußeren Sensor wie zum Beispiel einem Magnetometer geliefert wird.Around an estimate the vertical components of the drift of the gyrometric device To obtain, one uses in a variant instead of a yaw control a course control, that is, one adjusts the north direction, in the aircraft reference system expressed is supplied by the gyrometric device the magnetic north, from an external sensor such as a magnetometer is supplied.

Vorzugsweise wird die Kursabweichung von einem Vektor dargestellt, dessen Richtung der Senkrechten der gyrometrischen Vorrichtung entspricht, damit er nicht mit dem oben erwähnten Vektorprodukt in Konflikt gerät, das definitionsgemäß lotrecht zu der senkrechten Richtung liegt, die von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird. Zu diesem Zweck kann man das Vektorprodukt eines Vektors U →_m, der die Richtung des magnetischen Nordens darstellt (von einem Magnetometer geliefert), mit einem Vektor b →₁ verwenden, der die Richtung des von der gyrometrischen Vorrichtung in der ersten Spalte der Fluglagenmatrix gelieferten Nordens darstellt. Dieses Vektorprodukt wird dann auf die senkrechte Richtung b →₃ projiziert, die von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird.Preferably, the heading deviation is represented by a vector whose direction corresponds to the vertical of the gyrometric device so as not to interfere with the above-mentioned vector product, which by definition is perpendicular to the perpendicular direction provided by the gyrometric device. For this purpose, one can use the vector product of a vector U → _{m representing} the direction of the magnetic north (provided by a magnetometer) with a vector b → ₁ which gives the direction of the vector supplied by the gyrometric device in the first column of the attitude matrix North represents. This vector product is then projected in the vertical direction b → ₃ , which is supplied by the gyrometric device.

Die Erfindung sieht so ein Gerät zur Bestimmung von Fluglagen vor, insbesondere der Trimmlage und der Neigung eines Luftfahrzeugs, gemäß Anspruch 1. Die Merkmale von besonderen Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen 2 bis 19 aufgeführt.The invention thus provides an apparatus for determining attitude, in particular the trim position and the inclination of an aircraft, according to claim 1. The features of particular embodiments are listed in the dependent claims 2 to 19.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung bestimmter Ausführungsformen hervor, die sich auf die beiliegenden Zeichnungen bezieht. Es zeigen:Further Features and advantages of the invention will become apparent from the description of certain embodiments which relates to the accompanying drawings. Show it:

1 die schematische Darstellung eines Gehäuses eines erfindungsgemäßen Geräts mit seinen Achsen, 1 the schematic representation of a housing of a device according to the invention with its axes,

2 die schematische Darstellung einer Regelschleife eines erfindungsgemäßen Geräts, 2 the schematic representation of a control loop of a device according to the invention,

3 eine schematische Darstellung gleich 2, aber für eine Variante, 3 a schematic representation the same 2 but for a variant,

die 4, 5 und 6 Diagramme, die erfindungsgemäße Betriebsmodi der in 2 oder 3 dargestellten Regelungskreise zeigen,the 4 . 5 and 6 Diagrams showing the operating modes of the invention in 2 or 3 show the control circuits shown

7 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines Integrators, der in der in 2 oder 3 gezeigten Ausführungsform verwendet wird, 7 a schematic representation of an embodiment of an integrator, which in the in 2 or 3 shown embodiment is used

8 ein Diagramm, das als Beispiel einen Betriebsmodus des in 7 dargestellten Integrators zeigt, und 8th a diagram showing, as an example, an operating mode of the in 7 shown integrator, and

9 entspricht einer Variante der 3. 9 corresponds to a variant of 3 ,

Das Ausführungsbeispiel der Erfindung, das nun in Zusammenhang mit den Figuren beschrieben wird, bezieht sich auf ein Instrument oder Gerät zur Bestimmung der Fluglagen eines Flugzeugs, das mindestens drei Gyrometer (nicht dargestellt) aufweist, deren Komponenten eine feste Position bezüglich des Flugzeugs haben. Die gyrometrische Vorrichtung wird unter diesen Bedingungen "mit verbundenen Komponenten" genannt. Anders gesagt, sind die Gyrometer Sensoren, deren Achsen bezüglich der Achsen des Flugzeugs genau definierte Positionen haben.The embodiment of the invention now described in connection with the figures refers to an instrument or device for determining the flight attitude of an airplane containing at least three gyrometers (not shown) whose components have a fixed position with respect to Have airplane. The gyrometric device will be under these Conditions "with connected components "called. In other words, the gyrometers are sensors whose axes are relative to the Axes of the aircraft have well-defined positions.

Das Gerät weist auch Beschleunigungsmesser (nicht gezeigt) auf, um die Fehler oder Driften der Gyrometer zu korrigieren. Man weiß nämlich, dass die Gyrometer Daten (die Fluglagen eines Flugzeugs) mit geringem Rauschen aber mit Driften oder Verzerrungen liefern, die zu mit der Zeit größer werdenden Fehlern führen.The Device points also accelerometer (not shown) on the errors or Drift the gyrometer to correct. Because we know that the gyrometers are data (The attitude of an aircraft) with low noise but with drifts or create distortions that become more prevalent over time Cause errors.

Um die Driften zu kompensieren, verwendet man Beschleunigungsmesser, die die Komponenten der Beschleunigung des Luftfahrzeugs angeben, die der Resultierenden der Kontaktkräfte entspricht, die für dieses Luftfahrzeug gelten. Unter "Kontaktkräften" versteht man den Schub und die aerodynamischen Kräfte (Luftwiderstand und Auftrieb). Ausgehend von diesen von den Beschleunigungsmessern gelieferten Komponenten kann man daraus die Beschleunigung der Schwerkraft ableiten, d.h. die senkrechte Richtung. Tatsächlich liest sich die allgemeine Gleichung der Dynamik wie folgt: Around to compensate the drifts, one uses accelerometers, indicating the components of the acceleration of the aircraft, that corresponds to the resultant of the contact forces responsible for this Aircraft apply. By "contact forces" one understands the Thrust and the aerodynamic forces (air resistance and buoyancy). Starting from these from the accelerometers It can be used to increase the acceleration of gravity derive, i. the vertical direction. In fact, the general reads Equation of dynamics as follows:

In dieser Formel ist Fd die Summe der so genannten "entfernten" Kräfte, die auf das Luftfahrzeug einwirken, d.h. der Schwerkraft und der Trägheit, F →_c ist die Summe der oben erwähnten Kontaktkräfte, γ →_c ist die kinematische Beschleunigung des Luftfahrzeugs, und m ist die Masse dieses letzteren. Die Trägheitskräfte sind die Coriolis-Kräfte, die hier vernachlässigbar sind.In this formula, Fd is the sum of the so-called "remote" forces acting on the aircraft, ie, gravity and inertia, F → _c is the sum of the above-mentioned contact forces, γ → _c is the kinematic acceleration of the aircraft, and m is the mass of this latter. The inertial forces are the Coriolis forces, which are negligible here.

Im Fall eines geradlinigen Flugs mit gleichmäßiger Geschwindigkeit ist γ →_c=0. Die Beschleunigungsmesser liefern dann die Komponenten der Beschleunigung g → der Schwerkraft. Die Komponenten von g → werden bezüglich der Achsen der Sensoren bestimmt, die von den Beschleunigungsmessern gebildet werden. Da diese Sensoren am Gerüst des Flugzeugs befestigt sind, ist es einfach, die Komponenten von g → im Bezugssystem des Flugzeugs zu bestimmen. Die Beschleunigungsmesser liefern also eine Angabe über die Ausrichtung des Flugzeugs.In the case of straight-line, uniform-speed flight, γ → _c = 0. The accelerometers then provide the components of acceleration g → of gravity. The components of g → are determined with respect to the axes of the sensors formed by the accelerometers. Since these sensors are attached to the scaffold of the aircraft, it is easy to determine the components of g → in the aircraft's frame of reference. The accelerometers thus provide an indication of the orientation of the aircraft.

Außerdem kann man beobachten, dass die Beschleunigungsmesser nur während Phasen des geradlinigen gleichmäßigen Flugs des Flugzeugs eine Komponente des Vektors g → liefern. In den anderen Phasen kann man die senkrechte Richtung kennen, wenn man über andere Daten verfügt, wie man weiter unten sehen wird.In addition, it can be seen that the accelerometers deliver a component of the vector g → only during phases of the rectilinear steady flight of the aircraft. In the other phases you can know the vertical direction if you have other data, as you can see below becomes.

Im Beispiel sind drei Gyrometer vorgesehen, die gemäß einem Trieder mit drei rechten Winkeln kolinear zu den Achsen des Gehäuses 10 des Geräts (1) angeordnet sind. Es wird also ein Gyrometer gemäß der Achse x, eines gemäß der Achse y und eines gemäß der Achse z vorgesehen.In the example, three gyrometers are provided which, according to a trihedron with three right angles, are collinear with the axes of the housing 10 of the device ( 1 ) are arranged. Thus, a gyrometer according to the axis x, one according to the axis y and one according to the axis z is provided.

Dagegen werden nur zwei Beschleunigungsmesser vorgesehen, einer gemäß der Achse x und der andere gemäß der Achse y. Zur Bestimmung der Richtung des Vektors g → der Beschleunigung der Schwerkraft genügen nämlich zwei Komponenten des Vektors γ → = g →, denn da die Norm g des Vektors g → bekannt ist, kann man daraus die Komponente γ_z gemäß der Z-Achse ausgehend von dieser Norm und den Komponenten γ_x und γ_y mit Hilfe der folgenden Formel ableiten: In contrast, only two accelerometers are provided, one according to the axis x and the other according to the axis y. For the determination of the direction of the vector g → the acceleration of gravity two components of the vector γ → = g → are sufficient, because since the standard g of the vector g → is known, one can derive the component γ _z according to the Z-axis from derive from this standard and the components γ _x and γ _y using the following formula:

Bei den bekannten Geräten wird zur Korrektur der gyrometrischen Daten durch die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten eine Regelschleife vorgesehen, in die der von den Gyrometern gelieferte Vektor Ω → integriert ist, um die Fluglagen zu liefern. Die Beschleunigungen werden integriert, indem die gyrometrischen Fluglagen verwendet werden, um Projektionen der Bezugssystemänderung durchzuführen, und die so erhaltenen Geschwindigkeiten werden mit einem Bezugswert verglichen, um daraus die Korrekturen abzuleiten, die verwendet werden, um in geschlossener Schleife die gyrometrischen Daten zu korrigieren.at the known devices is used to correct the gyrometric data by the accelerometers data provided a control loop, in which the of vector supplied to the gyrometers Ω → is integrated to the attitudes to deliver. The accelerations are integrated by the gyrometric Attitudes used to projections of the reference system change perform, and the speeds thus obtained are given a reference value compared to derive the corrections that used to use closed-loop gyrometric data correct.

Im Gegensatz zu den Verarbeitungen, die von den klassischen Geräten durchgeführt werden, bei denen man die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten integriert, besteht die Erfindung darin, den von den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungsvektor direkt mit dem von der Fluglagenmatrix gelieferten senkrechten Richtungsvektor zu vergleichen, die von der gyrometrische Vorrichtung geliefert wird.in the Contrary to the processes that are performed by the classical devices, where you get the data supplied by the accelerometers integrated, the invention consists in that of the accelerometers supplied vertical direction vector directly with that of the attitude matrix supplied vertical direction vector to be compared by the gyrometric device is supplied.

In der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird dieser Vergleich erhalten, indem das Vektorprodukt ε → der beiden senkrechten Einheits-Richtungsvektoren U →_a (von den Beschleunigungsmessern gelieferte senkrechte Richtung) und U →_g (von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferte senkrechte Richtung) gebildet wird, d.h.: ε → = U →a∧U →g (3) In the preferred embodiment of the invention, this comparison is obtained by forming the vector product ε → of the two unitary vertical direction vectors U → _a (vertical direction provided by the accelerometers) and U → _g (vertical direction provided by the gyrometric device), ie : ε → = U → a∧U → g (3)

Das erfindungsgemäße Gerät ist also besonders einfach, da es einerseits nicht notwendig ist, die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten zu integrieren, und da andererseits die Vektoren U →_a und U →_g sich im gleichen Bezugssystem befinden, das dasjenige der Sensoren ist, d.h. des Gehäuses 10.The device according to the invention is therefore particularly simple, since on the one hand it is not necessary to integrate the data supplied by the accelerometers, and on the other hand, the vectors U → _a and U → _g are in the same frame of reference as that of the sensors, ie housing 10 ,

Außerdem kann der Vektor ε → genutzt werden, um die Korrektur durchzuführen, da seine Norm sinα ist, wobei α der Winkel zwischen den Vektoren U →_g und U →_a ist. Die Korrektur besteht darin, den Vektor U →_g um einen Winkel α drehen zu lassen, um ihn in die Richtung des Vektors U →_a zurückzubringen. Man verwendet diesen Vektor ε → in einer Regelschleife, die den Vektor U →_g zum Vektor U →_a konvergieren lässt. Diese Konvergenz erfolgt mit einer Drehgeschwindigkeit gleich der Norm des Vektors ε →, und somit proportional (wenn der Winkel α klein ist) zur Winkelabweichung zwischen den Vektoren U →_g und U →_a.In addition, the vector ε → can be used to perform the correction since its norm is sinα, where α is the angle between the vectors U → _g and U → _a . The correction is to let the vector U → _g rotate at an angle α to bring it back in the direction of the vector U → _a . One uses this vector ε → in a control loop, which makes the vector U → _g converge to the vector U → _a . This convergence occurs at a rotational speed equal to the norm of the vector ε →, and thus proportionally (when the angle α is small) to the angular deviation between the vectors U → _g and U → _a .

Außerdem ist die Korrektur isotrop, d.h. unabhängig vom Bezugssystem, in dem man sich befindet. Allerdings werden die Regelberechnungen im Sensoren-Bezugssystem durchgeführt.Besides that is the correction is isotropic, i. regardless of the reference system in which you are. However, the rule calculations in the sensor reference system carried out.

Der Vektor U →_g wird von der letzten Spalte der Fluglagenmatrix der gyrometrischen Vorrichtung geliefert.The vector U → _g is provided by the last column of the attitude matrix of the gyrometric device.

Nun wird unter Bezugnahme auf 2 ein Regelkreis eines erfindungsgemäßen Geräts beschrieben.Now, referring to 2 a control loop of a device according to the invention described.

Dieser Regelkreis weist auf: ein Mittel zur Integrationsberechnung, oder Integrator 12, der ein Fluglagen-Quaternion liefert, ein Mittel 14, um die Fluglagenmatrix B aus den Quaternions zu entnehmen, und einen Block 16, der aus der Matrix B die letzte Spalte entnimmt, die den Vektor U →_g darstellt, d.h. den senkrechten Einheits-Richtungsvektor im Bezugssystem XYZ des Gehäuses 10.This control loop comprises: a means for integration calculation, or integrator 12 Delivering an Attitude Quaternion, a mean 14 to extract the attitude matrix B from the quaternions, and a block 16 which extracts from the matrix B the last column which represents the vector U → _g , ie the unitary vertical direction vector in the reference frame XYZ of the housing 10 ,

Der vom Block 16 gelieferte Vektor U →_g wird an den ersten Eingang eines Vektorprodukt-Blocks 18 angelegt, dessen zweiter Eingang den senkrechten Einheitsvektor U →_a empfängt, der von der Beschleunigungsvorrichtung geliefert wird. So liefert der Block 18 an seinem Ausgang den Vektor ε →.The one from the block 16 supplied vector U → _g is at the first input of a vector product block 18 whose second input receives the vertical unit vector U → _a , which is dependent on the acceleration device is delivered. This is how the block delivers 18 at its output the vector ε →.

Um den Vektor U →_g zum Vektor U →_a konvergieren zu lassen, sieht man eine erste proportionale Regelschleife vor, die einen Verstärker (oder Dämpfungsglied) 20 mit dem Koeffizienten k₁ aufweist.In order to make the vector U → _g converge to the vector U → _a , a first proportional control loop is provided which comprises an amplifier (or attenuator). 20 having the coefficient k ₁ .

Diese proportionale Regelung wird durch eine Regelung mit Integrator 22 vervollständigt, die es ermöglicht, die Driften der gyrometrischen Vorrichtung zu schätzen und zu kompensieren. Man sieht also eine zweite Schleife mit einem zweiten Verstärker (oder Dämpfungsglied) 24 mit dem Koeffizienten k₂ vor.This proportional control is provided by a controller with integrator 22 which makes it possible to estimate and compensate for the drifts of the gyrometric device. So you see a second loop with a second amplifier (or attenuator) 24 with the coefficient k ₂ .

Das Signal der ersten Schleife wird an einen ersten – Eingang (minus) eines Subtrahierglieds 26 geliefert, dessen Ausgang mit dem Eingang des Integrators 12 verbunden ist und das einen + Eingang (plus) 28, der den Vektor Ω →_g empfängt, der von den drei Gyrometern geliefert wird, und einen zweiten – Eingang 30 aufweist, der mit dem Ausgang des Integrators 22 in Reihe mit dem Verstärker 24 verbunden ist.The signal of the first loop is applied to a first input (minus) of a subtractor 26 delivered, whose output is connected to the input of the integrator 12 connected and the one + input (plus) 28 which receives the vector Ω → _g supplied from the three gyrometers and a second input 30 that is connected to the output of the integrator 22 in series with the amplifier 24 connected is.

In jeder der Regelschleifen werden in Reihe mit den Verstärkern 20 und 24 Schalter 32 bzw. 34 vorgesehen, die während der dynamischen Flugphasen offen sind. Tatsächlich liefern während dieser Phasen die Beschleunigungsmesser nicht mehr die Komponenten der Schwerkraftbeschleunigung. Jedoch fährt man während dieser Öffnungen der Regelschleifen fort, die Driften der Gyrometer mit Hilfe des Ausgangssignals des Integrators 22 zu kompensieren.In each of the control loops are in series with the amplifiers 20 and 24 switch 32 respectively. 34 provided, which are open during the dynamic flight phases. In fact, during these phases, the accelerometers no longer provide the components of gravity acceleration. However, during these openings of the control loops, the drifts of the gyrometers are continued by means of the output signal of the integrator 22 to compensate.

Es ist anzumerken, dass das in 2 dargestellt Schema eine Vektordarstellung ist. Jede mit Pfeil versehene Zeile stellt eine Vektorinformation der Größe 3 dar. Es gibt also in der Praxis drei Regelschleifen, eine für jede Komponente. Das am besten geeignete Bezugssystem ist das mit dem Luftfahrzeug verbundene Bezugssystem (X, Y, Z).It should be noted that in 2 Scheme is a vector representation. Each arrowed line represents vector information of size 3 So in practice there are three control loops, one for each component. The most suitable frame of reference is the reference system (X, Y, Z) associated with the aircraft.

Um die dynamischen Phasen zu erfassen, während denen die Regelschleifen offen sein müssen, vergleicht man die Komponenten des Vektors ε → mit Schwellwerten. Wenn die Schwellwerte überschritten werden, öffnet man die Schleife(n). Wie man weiter unten sehen wird, kann eine Regelschleife in einer Richtung offen sein, während andere Regelschleifen geschlossen bleiben. Unabhängig davon ist es notwendig, sorgfältig die Augenblicke der Öffnungen zu wählen, um die Regelung nicht zu verfälschen.Around to capture the dynamic phases during which the control loops have to be open If one compares the components of the vector ε → with threshold values. If exceeded the thresholds be open one the loop (s). As you will see below, one can Control loop to be open in one direction while other control loops stay closed. Independently from it it is necessary, carefully the moments of the openings to choose, so as not to distort the regulation.

Man muss auch vermeiden, dass der Vektor U →_g während der Schleifenöffnungen übermäßig driftet. Weiter unten werden Mittel, die es ermöglichen, die Öffnungen der Regelschleifen in korrekt ausgewählten Zeitpunkten durchzuführen, sowie Sicherheiten beschrieben, die es ermöglichen, die Divergenzen des Vektors U →_g während der Öffnungen der Schleifen zu vermeiden.It is also necessary to avoid that the vector U → _g drifts excessively during loop openings. Below, means are described which make it possible to perform the openings of the control loops at correctly selected points in time as well as collateral which makes it possible to avoid the divergences of the vector U → _g during the openings of the loops.

Nun wird unter Bezugnahme auf 3 ein Regelkreis beschrieben, der Regelschleifen gleich denen der 2 und zusätzlich eine weitere Regelschleife verwendet, die es ermöglicht, die senkrechte Driftkomponente dΩ → zu kompensieren.Now, referring to 3 a control loop described, the control loops equal to those of 2 and additionally uses a further control loop which makes it possible to compensate for the vertical drift component dΩ →.

Da das Vektorprodukt ε → definitionsgemäß senkrecht zum Vektor U →_g liegt, ist nämlich seine Komponente in senkrechter Richtung Null. Dieses Vektorprodukt ermöglicht es also nicht, die senkrechte Komponente der Drift dΩ →_g zu schätzten, wenn das Flugzeug eine konstante Fluglage beibehält.Since the vector product ε → is, by definition, perpendicular to the vector U → _g , its component in the vertical direction is zero. This vector product thus does not make it possible to estimate the vertical component of the drift dΩ → _g when the aircraft maintains a constant attitude.

Diese Kompensation ist notwendig, um die drei Komponenten der augenblicklichen Drehung Ω → korrekt erhalten zu können. Da die senkrechte Komponente der augenblicklichen Drehung den Kurvengrad bildet, dient gemäß einem Aspekt der Erfindung diese Komponente dazu, die geradlinigen Phasen von den Kurvenphasen zu unterscheiden, um in korrekt gewählten Momenten bestimmte Regelschleifen zu öffnen.These Compensation is necessary to the three components of the current Rotation Ω → can be correctly obtained. Since the vertical component of the instantaneous rotation is the curve degree forms, serves according to one Aspect of the invention this component to the rectilinear phases to distinguish from the curve phases to in correctly chosen moments to open certain control loops.

In der in 3 dargestellten Ausführungsform wird eine orthogonale Projektion des Vektors Ω →_c, d.h., des um die geschätzten Driften kompensierten Vektors der augenblicklichen Drehung, auf die Richtung U →_g durchgeführt. Zu diesem Zweck wird das Skalarprodukt Ω →_c. U →_g gebildet, und man verwendet den Vektor (Ω →_c.U →_g).U →_g, um die Gierregelung durchzuführen.In the in 3 In the embodiment shown, an orthogonal projection of the vector Ω → _c , ie the vector of the instantaneous rotation compensated for the estimated drifts, is performed on the direction U → _g . For this purpose the scalar product Ω → _c . U → _{g is} formed, and one uses the vector (Ω → _c .U → _g ) .U → _g to perform the yaw control.

Um jede Konfusion zu vermeiden, wurde mit Ω →_gder Vektor der winkelmäßigen Beschleunigung ohne Kompensation und mit Ω →_c der gleiche Vektor mit Kompensation bezeichnet.In order to avoid any confusion, Ω → _{g was used to} denote the vector of angular acceleration without compensation and Ω → _c the same vector with compensation.

In 3 tragen die denjenigen der 2 entsprechenden Elemente die gleichen Bezugszeichen.In 3 wear those of the 2 corresponding elements the same reference numerals.

In dieser Ausführungsform wird der Vektor Ω →_g an den + Eingang eines Subtrahierglieds 40 angelegt, dessen Ausgang mit dem + Eingang eines weiteren Subtrahierglieds 42 verbunden ist, dessen – Eingang das Ausgangssignal des Verstärkers 20 (k₁) empfängt. Außerdem ist der – Eingang des Subtrahierglieds 40 über den Integrator 22 mit dem Ausgang eines Addierglieds 44 verbunden.In this embodiment, the vector Ω → _{g is applied} to the + input of a subtracter 40 applied its output with the + input of another subtractor 42 whose input is the output signal of the amplifier 20 (k ₁ ) receives. In addition, the - input of the subtractor 40 via the integrator 22 with the output of an adder 44 connected.

Ein erster Eingang des Addierglieds 44 ist mit dem Ausgang des Verstärkers 24 (k₂) verbunden, während der zweite Eingang dieses Addierglieds mit dem Ausgang eines Verstärkers 46 mit einer Verstärkung k₃ verbunden ist, der sich in der Gier-Regelschleife befindet.A first input of the adder 44 is with the output of the amplifier 24 (k ₂ ), while the second input of this adder is connected to the output of an amplifier 46 is connected to a gain k ₃ , which is in the yaw control loop.

Diese Gier-Regelschleife weist einen Block 48 auf, der die Komponenten des Vektors (Ω →_c.U →_g).U →_g berechnet. Zu diesem Zweck weist dieser Block 48 einen Eingang 50, der den Vektor Ω →_c empfängt (Ω →_g aufgrund der Regelschleife mit Verstärker 24 und Integrator 22 bezüglich der Driften kompensiert), und einen zweiten Eingang 52 auf, der den Vektor U →_g empfängt, der vom Ausgang des Blocks 16 geliefert wird. Der Ausgang des Blocks 48 ist mit dem Eingang des Verstärkers 46 über einen Schalter 54 verbunden.This yaw control loop has a block 48 which calculates the components of the vector (Ω → _c .U → _g ) .U → _g . For this purpose, this block 48 an entrance 50 which receives the vector Ω → _c (Ω → _g due to the control loop with amplifier 24 and integrator 22 with respect to drifts), and a second input 52 which receives the vector U → _g from the output of the block 16 is delivered. The exit of the block 48 is with the input of the amplifier 46 via a switch 54 connected.

Da die Regelschleife mit Verstärker 46 eine Drift kompensieren muss, weist sie einen Integrator auf, und letzterer ist der Integrator 22, der ebenfalls Teil der Schleife mit Verstärker 24 ist.Because the control loop with amplifier 46 has to compensate for a drift, it has an integrator, and the latter is the integrator 22 , which is also part of the loop with amplifier 24 is.

Das Skalarprodukt Ω →_c.U →_g stellt die senkrechte Komponente der Drift der gyrometrischen Vorrichtung unter der Bedingung dar, dass das Flugzeug sich nicht um die Senkrechte dreht. Daher ist der Schalter 54 während der Kurven offen.The scalar product Ω → _c .U → _g represents the vertical component of the drift of the gyrometric device under the condition that the aircraft does not rotate about the vertical. Therefore, the switch 54 open during the turns.

Nun wird insbesondere im Zusammenhang mit den 4 bis 6 eine gewisse Anzahl von Maßnahmen beschrieben, die es ermöglichen, die Öffnung der Schalter 32, 34 und 54 der Regelkreise während bestimmter Übergangsphasen korrekt zu steuern, während der diese Kreise (oder ein Teil von ihnen) nicht korrekt arbeiten können.Now in particular in connection with the 4 to 6 described a certain number of measures that allow the opening of the switch 32 . 34 and 54 to properly control the control circuits during certain transitional phases during which these circuits (or a part of them) can not operate properly.

Zunächst wird der Schalter 32 (2 und 3) des Regelkreises vom proportionalen Typ betrachtet.First, the switch 32 ( 2 and 3 ) of the proportional type control loop.

Dieser Schalter 32 muss während der Beschleunigungen oder der Kurven offen sein, da in diesem Fall der von den Beschleunigungsmessern gelieferte Vektor U →_a nicht die reelle senkrechte Richtung darstellt. Um diese Phasen zu erfassen, erfasst man die Winkelabweichungen zwischen den Vektoren U →_g und U →_a, was durch die Komponenten des Vektors ε → = U →_a∧U →_g dargestellt wird.This switch 32 must be open during the accelerations or the curves, since in this case the vector U → _{a provided} by the accelerometers does not represent the real vertical direction. To detect these phases, one captures the angular deviations between the vectors U → _g and U → _a , which is represented by the components of the vector ε → = U → _a ∧U → _g .

Um diese Öffnungen des Schalters 32 zu begrenzen, verleiht man dem Verstärker 20 eine Sättigungseigenschaft. Diese Eigenschaft ist in 4 dargestellt, die ein Diagramm ist, welches für eine Komponente (zum Beispiel x) die Variation der in die Ordinate eingetragenen Korrektur c des Verstärkers 20 in Abhängigkeit von der Komponente ε_x des Vektors ε → zeigt, wobei diese Komponente ε_x in die Abszisse eingezeichnet ist. Diese Variation wird durch eine Linie 60 dargestellt, die aufweist: eine lineare Zone mit einer Neigung K₁, die durch ein Geradesegment 62 dargestellt ist, das durch den Ursprung 0 verläuft, Sättigungszonen, die durch die zur Achse der Abszissen parallelen Geradesegmente 64 und 66 dargestellt sind, und Schnittzonen jenseits der Abszissen ε_xc und –ε_xc. Wenn die Abweichung ε_x im Absolutwert den Wert ε_xc überschreitet, ist der Schalter 32 offen.Around these openings of the switch 32 to limit, one gives the amplifier 20 a saturation property. This property is in 4 1, which is a diagram showing, for one component (for example, x), the variation of the ordinate-registered correction c of the amplifier 20 as a function of the component ε _{x of} the vector ε →, wherein this component ε _{x is} plotted in the abscissa. This variation is by a line 60 shown, comprising: a linear zone with a slope K ₁ , by a straight segment 62 represented by the origin 0 Saturation zones that run through the parallel to the axis of the abscissa straight segments 64 and 66 are shown, and cutting zones beyond the abscissa ε _xc and -ε _xc . If the deviation ε _x in the absolute value exceeds the value ε _xc , the switch is 32 open.

Die Sättigung begrenzt das an den – Eingang des Subtrahierglieds 42 angelegt Signal. Diese Begrenzung des Signals entspricht dem zulässigen Maximum für die Kompensation der Driften. Eine solche Eigenschaft ist ein Kompromiss zwischen einer proportionalen Korrektur und der offenen Schleife. Diese Sättigungseigenschaft dämpft die Wirkung der Fehler von ε → auf die Präzision von U →_g, ohne dass die Regelung unterbrochen werden muss.The saturation limits this to the - input of the subtractor 42 applied signal. This limitation of the signal corresponds to the permissible maximum for the compensation of the drifts. Such a property is a compromise between a proportional correction and the open loop. This saturation property dampens the effect of the errors of ε → on the precision of U → _g , without having to interrupt the control.

Um die Öffnung des Schalters 34 zu steuern, vergleicht man die Normen von ε → und von Ω →_c mit Schwellwerten, um die Bewegungen des Luftfahrzeugs zu erfassen, wenn man in die Kurvenphase oder die Beschleunigungsphase übergeht.Around the opening of the switch 34 To control, one compares the standards of ε → and Ω → _c with thresholds to detect the movements of the aircraft when going into the curve phase or the acceleration phase.

Der Schalter 54 ist offen, wenn der Kurvengrad einen Schwellwert überschreitet. Diese Kurvengrad wird durch das Skalarprodukt Ω →_c.U →_g dargestellt.The desk 54 is open when the curve exceeds a threshold. This curve degree is represented by the scalar product Ω → _c .U → _g .

Nun wird im Zusammenhang mit den Diagrammen der 5 und 6 eine Maßnahme beschrieben, die es ermöglicht, die Gefahr der Divergenz während der Öffnungen des Schalters 32_x in Kurvenphasen zu begrenzen.Now in connection with the diagrams of the 5 and 6 described a measure that allows the risk of divergence during the openings of the switch _32x to limit in curve phases.

Diese Maßnahme besteht darin, den Schalter 32_y ab dem Moment geschlossen zu halten, in dem der Schalter 32_x offen ist, unabhängig vom Wert von ε_y, indem in diesem Fall das Profil des Verstärkers 20_y , wie es in Zusammenhang mit 9 beschrieben wurde, durch dasjenige ersetzt wird, das mit der 5 beschrieben wurde, d.h. mit einer geringeren und kontinuierlichen Neigung ohne Schwellwert.This measure is the switch 32 _y keep closed from the moment in which the switch _32x is open, regardless of the value of ε _y , in this case the profile of the amplifier 20 _y as related to 9 is replaced by the one with the 5 has been described, ie with a lower and continuous slope without threshold.

Anders gesagt, hat die Verstärkung k_1y des Verstärkers 20_y während der Kurvenphasen einen geringeren Wert. Im Diagramm der 5 sind in die Abszisse die Komponente ε_y des Vektors ε → und in die Ordinate das Signal r_y am Ausgang des Verstärkers 20_y eingetragen. Die gestrichelt dargestellt Linie 60_y entspricht der Linie 60 der 4. Diese Veränderung von r_y in Abhängigkeit von ε_y tritt während der Phasen des geradlinigen Flugs ohne Beschleunigung auf, wobei der Schalter 32_x der Roll-Regelschleife in diesem Fall geschlossen ist. Während der Kurvenphasen ist dagegen der Schalter 32_x offen, und der Schalter 32_y bleibt geschlossen. Wie durch die Linie 72_y dargestellt, wird aber die Eigenschaft des Verstärkers 20_y in dieser Situation verändert: Die Neigung der Geraden 72_y ist geringer als die Neigung der Geraden 62_y .In other words, the gain k has _{1y of} the amplifier 20 _y during the curve phases a lower value. In the diagram of 5 in the abscissa the component ε _{y of} the vector ε → and in the ordinate the signal r _y at the output of the amplifier 20 _y entered. The dashed line 60 _y corresponds to the line 60 of the 4 , This change of r _y as a function of ε _y occurs during the phases of the straight-line flight without acceleration, the switch _32x the roll control loop is closed in this case. During the curve phases, however, is the switch _32x open, and the switch 32 _y stays closed. As by the line 72 _y shown, but becomes the property of the amplifier 20 _y changed in this situation: the slope of the line 72 _y is less than the slope of the line 62 _y ,

Mit dieser Maßnahme konvergieren beim Drehen des Flugzeugs um die Senkrechte die Nick- und Roll-Fluglagenfehler spiralförmig gegen Null, wie in 6 gezeigt ist, wenn die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs konstant bleibt.With this measure, as the aircraft turns about the vertical, the pitch and roll attitude errors converge toward zero, as in FIG 6 is shown when the speed of the aircraft remains constant.

Bei Dauerbetrieb erhält man so Nullfehler beim Nicken und Rollen.at Continuous operation receives so zero errors in pitching and rolling.

Im Diagramm der 6 sind in die Ordinate der Fehler δϕ (Rollen) und in die Abszisse der Fehler δθ (Nicken) eingetragen. Die Spiralkurve 74 konvergiert zu Nullfehlern in ϕ (Rollen) und θ (Nicken).In the diagram of 6 the error δφ (rolls) is entered in the ordinate and the error δθ (pitch) in the abscissa. The spiral curve 74 converges to zero errors in φ (roles) and θ (pitch).

Bei einer Kurve wird bei Beschleunigungen oder Verlangsamungen in Längsrichtung (Achse x) der von den Beschleunigungsmessern gelieferte senkrechte Bezugswert U →_a auch beim Nicken falsch. Dieser Nick-Fehler Δθ im senkrechten Richtungsvektor U →_a äußert sich in einem Fehler beim Rollen ϕ. Im Dauerbetrieb ist dieser Fehler proportional zu Δθ, K₁ und 1/Ω, wobei Ω der Kurvengrad ist, und in einem Fehler Null für θ. Die Reduzierung der Verstärkung des Verstärkers macht so die Vorrichtung weniger empfindlich für Korrekturfehler aufgrund der Längsbeschleunigungen.In the case of a curve, in the case of accelerations or decelerations in the longitudinal direction (axis x), the vertical reference value U → _a delivered by the accelerometers also becomes incorrect when nodding. This pitch error Δθ in the vertical direction vector U → _a is expressed in an error during rolling φ. In continuous operation, this error is proportional to Δθ, K ₁ and 1 / Ω, where Ω is the degree of turn, and in error zero to θ. Reducing the gain of the amplifier thus makes the device less sensitive to correction errors due to the longitudinal accelerations.

Nun wird eine andere Maßnahme beschrieben, die es ermöglicht, die Unterscheidung zwischen den geradlinigen Phasen und den Kurvenphasen zuverlässiger zu machen, um den Schalter 32_x geschlossen zu halten, wenn eine Phase geradlinigen Flugs erfasst wird.Now, another measure will be described which makes it possible to make the distinction between the rectilinear phases and the curve phases more reliable around the switch _32x keep closed when a phase of straight-line flight is detected.

Man hat gesehen, dass die Aufrechterhaltung des offenen oder geschlossenen Zustands der Schalter 32 vom Vergleich jeder Komponente von ε → mit einem Schwellwert abhängt. Man hat auch gesehen, dass man zur Unterscheidung zwischen den Phasen geradlinigen Flugs und den Kurvenphasen auch das Skalarprodukt Ω →_c.U →_g verwenden kann, das den Kurvengrad darstellt. Erfindungsgemäß wird die Öffnung von 32_x verhindert, wenn ε_x seinen Unterbrechungsschwellwert überschreitet, wenn der berechnete Kurvengrad angibt, dass man nicht in einer Kurve ist. In diesem Fall wird das Profil des Verstärkers 20_y , wie es in 4 dargestellt ist, durch ein lineares Profil wie die Gerade 72 in 5 ersetzt. Die Neigung dieser Geraden ist aber stärker als die Neigung der Geraden 62. Auf diese Weise bringt man die senkrechte Richtung der gyrometrischen Vorrichtung in die von den Beschleunigungsmessern gelieferte wahre senkrechte Richtung U →_a in dem Fall zurück, in dem ε_x am Ausgang der Kurve nach einer Divergenz während der Phase mit offener Schleife aus seiner Erfassungszone ausgetreten wäre (Zone –ε_c +ε_c im Diagramm der 4).It has been seen that maintaining the open or closed state of the switches 32 from the comparison of each component of ε → with a threshold value. It has also been seen that one can also use the scalar product Ω → _c .U → _g to distinguish between the phases of straight flight and the curve phases, which represents the curve degree. According to the invention, the opening of _32x prevents when ε _x exceeds its interrupt threshold, when the calculated turn indicates that you are not in a turn. In this case, the profile of the amplifier 20 _y as it is in 4 is represented by a linear profile like the straight line 72 in 5 replaced. The slope of this line is stronger than the slope of the line 62 , In this way, the vertical direction of the gyrometric device is returned to the true vertical direction U → _{a provided} by the accelerometers in the case where ε _{x had} exited its detection zone at the exit of the curve after divergence during the open-loop phase (Zone -ε _c + ε _c in the diagram of 4 ).

Nun wird in Zusammenhang mit den 7 und 8 eine Ausführungsform des Integrators 22 beschrieben, der zur Schätzung der Driften verwendet wird.Now in connection with the 7 and 8th an embodiment of the integrator 22 described, which is used to estimate the drifts.

Es wird hier daran erinnert, dass der Integrator 22 in der Lage sein muss, die Driften bei offener Schleife zu kompensieren, d.h., wenn die Regelungen gesperrt sind.It is remembered here that the integrator 22 must be able to compensate for the drift in open loop, ie, when the controls are locked.

Der Integrator 22 berücksichtigt die Eigenschaften der Driften der gyrometrischen Vorrichtung. Da der Verlauf der Driften in Abhängigkeit von der Zeit durch eine charakteristische maximale Neigung der Gyrometer begrenzt wird, wird insbesondere auch die Ausgangsneigung des Integrators 22 begrenzt.The integrator 22 takes into account the properties of the drifts of the gyrometric device. Since the course of the drifts is limited as a function of time by a characteristic maximum inclination of the gyrometer, in particular, the output slope of the integrator 22 limited.

7 stellt ein abgetastetes System mit einer Periode dt dar. Jeder Block Z^–1 ist eine Verzögerung, was bedeutet, dass das Ausgangssignal bezüglich des Eingangssignals um eine Periode verzögert ist. 7 represents a sampled system with a period dt. Each block Z ^-1 is a delay, which means that the output signal is delayed by one period with respect to the input signal.

Im in 7 dargestellten Beispiel besitzt der Integrator 22 zwei Stufen 90 bzw. 92. Die erste Stufe hat eine Verzögerungseinrichtung 94, deren Eingang mit dem Ausgang eines Addierglieds 96 verbunden ist, von dem ein Eingang 96₁ den Eingang des Integrators 22 bildet und der andere Eingang 96₂ mit dem Ausgang 22₂ des Integrators 22 verbunden ist.Im in 7 The example shown has the integrator 22 two steps 90 respectively. 92 , The first stage has a delay device 94 whose input is connected to the output of an adder 96 is connected, of which an entrance 96 ₁ the input of the integrator 22 forms and the other entrance 96 ₂ with the exit 22 ₂ of the integrator 22 connected is.

Der Ausgang der Verzögerungseinrichtung 94 ist mit dem + Eingang eines Subtrahierglieds 98 verbunden, dessen Ausgang mit dem Eingang eines Abweichungs-Sättigungsglieds 100 verbunden ist, das die Signale zwischen zwei Werten +E_max und –E_max mit umgekehrtem Vorzeichen eingrenzt. Der Ausgang des Sättigungsglieds 100 ist mit einem Eingang eines Addierglieds 102 verbunden, dessen Ausgang mit dem Ausgang 22₂ des Integrators 22 verbunden ist.The output of the delay device 94 is with the + input of a subtractor 98 whose output is connected to the input of a deviation saturator 100 is connected, which limits the signals between two values + E _max and -E _max with the opposite sign. The output of the saturator 100 is with an input of an adder 102 whose output is connected to the output 22 ₂ of the integrator 22 connected is.

Die zweite Stufe 92 weist auch eine Verzögerungseinrichtung 104 auf, deren Ausgang mit dem zweiten Eingang des Addierglieds 102 und deren Eingang mit dem Ausgang eines Addierglieds 106 verbunden ist, von dem ein Eingang 106₁ mit dem Ausgang eines Neigungs-Sättigungsglieds 108 verbunden ist, dessen Eingang mit dem Ausgang des Subtrahierglieds 98 stromaufwärts vor dem Abweichungs-Sättigungsglied 100 verbunden ist.The second stage 92 also has a delay device 104 on whose output is connected to the second input of the adder 102 and its input to the output of an adder 106 is connected, of which an entrance 106 ₁ with the output of a slope saturator 108 whose input is connected to the output of the subtractor 98 upstream of the deviation saturation member 100 connected is.

Der Ausgang der Verzögerungseinrichtung 104 ist auch mit dem – Eingang des Subtrahierglieds 98 und mit dem zweiten Eingang des Addierglieds 106 verbunden.The output of the delay device 104 is also with the - input of the subtractor 98 and with the second input of the adder 106 connected.

Das Neigungs-Sättigungsglied 108 ermöglicht es, die Neigung der zweiten Stufe 92 auf zwei maximale Neigungen mit umgekehrten Vorzeichen P_max, –P_max zu begrenzen.The slope saturator 108 allows the inclination of the second stage 92 to limit two maximum inclinations with opposite signs P _max , -P _max .

Die erste Stufe 90 integriert direkt das Eingangssignal. Ihr Ausgang wird von dem Sättigungsglied 100 in einer Zone mit festgelegter Breite begrenzt, deren Zentrum das Ausgangssignal der zweiten Stufe 92 ist.The first stage 90 directly integrates the input signal. Its output is from the saturator 100 limited in a zone of fixed width, whose center is the output signal of the second stage 92 is.

Das Ausgangssignal der zweiten Stufe verläuft gemäß zwei entgegengesetzten maximalen Neigungen P_max und –P_max, die vom Sättigungsglied 108 bestimmt werden.The output of the second stage extends according to two opposite slopes maximum P _max and P _max, by the saturator 108 be determined.

Die zweite Stufe 92 dient dazu, die mittlere Neigung des integrierten Signals zu begrenzen, während der Ausgang des Integrators 22 von der ersten Stufe geliefert wird.The second stage 92 serves to limit the average slope of the integrated signal, while the output of the integrator 22 delivered from the first stage.

Der Verlauf des Ausgangssignals ist in 8 dargestellt. Man sieht, dass das Ausgangssignal 105 zwischen zwei gestrichelten Linien 107 und 109 eingeschlossen ist, von denen alle Segmente zueinander parallel sind. Jedes der Segmente der Linien 107 und 109 hat alternativ eine Neigung P_max und eine Neigung –P_max. Solange die Abweichung zwischen den Signalen der beiden Stufen 90 und 92 unterhalb der maximalen Abweichung 2E_max bleibt (Bereiche 110, 112, usw. der Kurve 105), hat das Schätzglied einen linearen Betrieb, d.h.. dass es wie ein einfacher Integrator funktioniert. Man behält so die dynamischen Eigenschaften der Regelung um den Wert Null herum bei. Wenn dagegen die Abweichung die vom Sättigungsglied 100 bestimmte maximale Abweichung überschreitet, wird der Ausgang des Schätzlieds "gezügelt", damit sein Signal sich nicht stärker entwickelt als die maximal zugelassene Neigung P_max. Dieses Zügeln ist durch die Segmente 111, 113 der 8 dargestellt.The course of the output signal is in 8th shown. You can see that the output signal 105 between two dashed lines 107 and 109 is included, of which all segments are parallel to each other. Each of the segments of the lines 107 and 109 alternatively has a slope P _max and a slope -P _max . As long as the deviation between the signals of the two stages 90 and 92 below the maximum deviation 2E _max remains (ranges 110 . 112 , etc. of the curve 105 ), the estimator has a linear operation, ie. that it works like a simple integrator. This keeps the dynamic properties of the control around the value zero around. If, however, the deviation from that of the saturation member 100 exceeds certain maximum deviation, the output of the estimation song is "restrained" so that its signal does not develop more than the maximum allowed slope P _max . This rein is through the segments 111 . 113 of the 8th shown.

Zusammengefasst ermöglicht der in 7 dargestellte Integrator 22 die Begrenzung der mittleren Verlaufsgeschwindigkeit des Schätzsignals und nicht die Begrenzung der augenblicklichen Geschwindigkeit dieses Schätzsignals. Diese Eigenschaften ermöglichen es, sich von den Schwierigkeiten zu befreien, die bei Flügen mit vielen Kurven und folglich mit häufigen Öffnungen der Regelschleifen entstehen könnten.In summary, the in 7 represented integrator 22 the limitation of the mean velocity of the estimated signal and not the limitation of the instantaneous velocity of this estimated signal. These characteristics make it possible to free themselves from the difficulties which might arise in flights with many curves and consequently with frequent openings of the control loops.

Bei allen oben beschriebenen Beispielen wurde angegeben, dass es notwendig ist, bei den nicht geradlinigen und/oder beschleunigten Flugphasen Vorsichtsmaßnahmen zu ergreifen, da die von den Beschleunigungsmessern gelieferte Korrektur während dieser Phasen nicht verwendet werden kann. Bei einem Flug in einer Kurve oder einem beschleunigten Flug liefern die Beschleunigungsmessungen nämlich nicht mehr die mit der Schwerkraft verbundene wahre Senkrechte, sondern die sichtbare Senkrechte, die mit dem Auftrieb des Luftfahrzeugs verbunden ist. In der oben erwähnten Gleichung (1) kann aber der Vektor γ →_c der kinematischen Beschleunigung ausgehend von der Geschwindigkeit V → und der augenblicklichen Drehung Ω → gemäß der nachfolgenden klassischen Formel bestimmt werden: In all of the examples described above, it was stated that it is necessary to take precautions in the non-linear and / or accelerated phases of flight since the correction provided by the accelerometers can not be used during these phases. In fact, in the case of a flight in a curve or an accelerated flight, the acceleration measurements no longer provide the true vertical gravity, but the visible vertical associated with the lift of the aircraft. In the above-mentioned equation (1), however, the vector γ → _{c of} the kinematic acceleration can be determined from the velocity V → and the instantaneous rotation Ω → according to the following classical formula:

In dieser Formel werden die Vektoren V → und Ω → sowie die Beschleunigung

als Luftfahrzeug-Bezugssystem betrachtet.In this formula, the vectors V → and Ω → and the acceleration

considered as an aircraft reference system.

Man sieht so, dass man, wenn man den Vektor V → im Luftfahrzeug-Bezugssystem kennt, γ →_c bestimmen kann, da Ω → von den Gyrometern geliefert wird. Anders gesagt, wenn der Vektor V → bestimmt werden kann, können die gyrometrischen Daten bei geschlossener Schleife korrigiert werden, selbst in Kurven oder bei Beschleunigungen.It can thus be seen that if one knows the vector V → in the aircraft reference system, one can determine γ → _c , since Ω → is supplied by the gyrometers. In other words, if the vector V → can be determined, the gyrometric data can be corrected in the closed loop, even in curves or accelerations.

Die Geschwindigkeit V → des Luftfahrzeugs kann durch einen Windmesser bestimmt werden. Wenn das Luftfahrzeug ohne Abgleiten mit einem Einfallswinkel Null oder einem kleinen Einfallswinkel fliegt, ist die Geschwindigkeit im Luftfahrzeug-Bezugssystem ein Vektor V →, dessen Komponente V_x die vom Windmesser gelieferte Geschwindigkeit ist, und die Komponenten V_y und V_z sind Null (vorausgesetzt, es gibt kein Abgleiten, und der Einfallswinkel ist Null).The speed V → of the aircraft can be determined by an anemometer. When the aircraft is flying without slipping at zero or small angle of incidence, the velocity in the aircraft reference frame is a vector V → whose component V _{x is} the speed provided by the anemometer, and components V _y and V _z are zero (assuming , there is no slipping, and the angle of incidence is zero).

Ein Windmesser kann dann entweder dazu verwendet werden, die Regelschleifen konstant geschlossen zu halten, oder dazu, die Öffnungsperiode dieser Schleifen zu begrenzen.One Anemometer can then be used either to control loops to keep constant closed, or to the opening period of these loops too limit.

Nun wird insbesondere im Zusammenhang mit 9 eine Maßnahme beschrieben, die in Kombination mit der Verwendung der von einem Windmesser gelieferten Geschwindigkeit verwendet werden kann, um die Fehler und Driften der Gyrometer zu korrigieren.Now especially in connection with 9 describes a measure that can be used in combination with the use of the speed provided by an anemometer to correct the errors and drifts of the gyroscopes.

Diese Maßnahme geht von der Feststellung aus, dass in der Phase des geradlinigen Flugs der Bezugswert der Senkrechten sehr empfindlich ist für die Fehler im Vektor Ω →, d.h. für die Schätzfehler bei den Driften. In anderen Worten hängt die Präzision im senkrechten Richtungsvektor stark von den Fehlern im Vektor Ω → ab; außerdem verschlechtert sich diese Präzision, wenn die Geschwindigkeit ansteigt. Die Schätzung der Gier-Drift, die mit 3 beschrieben wurde, ist nicht präzise genug, um es zu erlauben, diese Präzisionsveränderung zu korrigieren.This measure is based on the observation that in the phase of the straight-line flight the reference value of the vertical is very sensitive to the errors in the vector Ω →, ie for the estimation errors in the drifts. In other words, the precision in the vertical direction vector depends strongly on the errors in the vector Ω →; moreover, this precision deteriorates as the speed increases. The estimate of the greed drift that with 3 is not precise enough to allow this precision change to be corrected.

So ersetzt man gemäß einer anderen Maßnahme der Erfindung die Gier-Regelung durch eine Regelung des gyrometrischen Kurses auf den magnetischen Kurs, der von einem Magnetometer geliefert wird. Diese Regelung ist analog derjenigen der Fluglagen, erfordert aber keine Öffnung der Regelschleife in den Kurven. Diese Kurs-Regelung ermöglicht es selbstverständlich, die Kursfehler zu begrenzen und verbessert die Schätzung der Gier-Drift. Man verbessert die Präzision der Berechnung der wahren Senkrechten in der Gleichung (4), wenn man die angezeigte Fluggeschwindigkeit verwendet. Man kann auch die Erfassung der geradlinigen Flugphasen verbessern. Schließlich sind die Qualitätszwänge beim Gier-Gyrometer weniger streng, was die Verwendung eines wirtschaftlicheren Gier-Gyrometers ermöglicht.So replaced according to a other measure the invention, the yaw control by regulating the gyrometric Course on the magnetic course, delivered by a magnetometer becomes. This regulation is analogous to that of the attitudes required but no opening the control loop in the curves. This course regulation makes it possible Of course, to limit the price errors and improves the estimation of the Yaw drift. One improves the precision of calculating the true ones Vertical in equation (4), given the indicated airspeed used. One can also capture the straight-line flight phases improve. After all are the quality constraints when Yaw gyrometer less strict, which makes the use of a more economical Yaw gyrometers enabled.

Eine Ausführungsform dieser Maßnahme der Erfindung besteht darin, einen senkrechten Richtungsvektor der Kurskorrektur ε →_c zu liefern, damit diese Korrektur nicht in Konflikt mit derjenigen gerät, die vom oben erwähnten Vektor ε → geliefert wird, der konstruktionsgemäß in der waagrechten Ebene (Vektorprodukt der von der gyrometrischen Vorrichtung und den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungen) liegt.One embodiment of this measure of the invention is to provide a vertical direction vector of the course correction ε → _c , so that this correction does not conflict with that provided by the above-mentioned vector ε →, which is constructed in the horizontal plane (vector product of FIG the gyrometric device and the accelerometers supplied vertical directions) is located.

Die Kursabweichung kann mit Hilfe eines Magnetometers oder eines ähnlichen Geräts erhalten werden, das die Komponenten des Erdmagnetfelds B → liefert. Unter diesen Bedingungen wird die Kursabweichung gemäß der nachfolgenden Formel berechnet: The Course deviation can be done using a magnetometer or similar equipment are obtained, which supplies the components of the earth's magnetic field B →. Under these conditions, the price deviation will be determined according to the following Formula calculated:

In dieser Formel ist der Vektor U →_m der Einheitsvektor in Richtung des magnetischen Nordens, und

und

sind die drei Vektoren, die von jeder der drei Spalten der Fluglagenmatrix B → geliefert werden, mit: In this formula, the vector U → _{m is} the unit vector in the direction of the magnetic north, and

and

are the three vectors supplied by each of the three columns of the attitude matrix B →, with:

In diesem Fall ist der Vektor b →₁ der Fluglagenvektor in Richtung Norden, der Vektor b →₂ ist der Fluglagenvektor in Richtung Osten und der Vektor b →₃ ist der Fluglagenvektor in senkrechter Richtung.In this case, the vector b → _{1 is} the attitude vector to the north, the vector b → ₂ is the attitude vector to the east and the vector b → ₃ is the attitude vector in the vertical direction.

Die Gleichung (5) bedeutet, dass man das Vektorprodukt von U →_m und b →₁ bildet und den Ergebnisvektor auf die von b →₃ gegebene Senkrechte projiziert.Equation (5) means to form the vector product of U → _m and b → ₁ and project the result vector to the perpendicular given by b → ₃ .

9 zeigt in vereinfachter Form die bei dieser Ausführungsform verwendeten Regelschleifen, bei denen eine Kurskorrektur durchgeführt wird. Diese 9 ist analog zu 3. Wie bereits oben erwähnt, wird aber die Gier-Regelung durch die Kurs-Regelung ersetzt. Man sieht, dass der Integrator 22 sowohl zur Fluglagen-Regelschleife als auch zur Kurs-Regelschleife gehört. Durch einen Block 120 ist das Organ dargestellt, das die Vektoren ε →_c der Fluglagenabweichung (ausgehend vom Vektorprodukt der einerseits von der gyrometrischen Vorrichtung und andererseits von den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungsvektoren) und ε →_c der Kursabweichung bestimmt. Dieser Vektor ε →_c wird ausgehend von der Fluglagenmatrix und dem Vektor B → des Erdmagnetfelds erhalten. 9 shows in simplified form the control loops used in this embodiment, in which a course correction is performed. These 9 is analogous to 3 , As mentioned above, however, the yaw control is replaced by the course control. You can see that the integrator 22 belongs to both the attitude control loop and the course control loop. Through a block 120 the organ is shown which determines the vectors ε → _{c of} the attitude deviation (starting from the vector product of the vertical direction vectors delivered on the one hand by the gyrometric device and on the other hand by the accelerometers) and ε → _{c of} the course deviation. This vector ε → _c is obtained on the basis of the attitude matrix and the vector B → of the earth's magnetic field.

Bei der Kurs-Regelung wird eine Korrektur vom proportionalen Typ mit einer Verstärkung α (Verstärker 122) und eine Korrektur vom integralen Typ mit einer Verstärkung β (Verstärker 124) vorgesehen, wobei diese letztere Korrektur den gleichen Integrator 22 verwendet wie die Verstärkungs-Fluglagenregelung k₂.In course control, a proportional type correction with a gain α (amplifier 122 ) and an integral type correction with a gain β (amplifier 124 ), this latter correction being the same integrator 22 used as the gain attitude control k ₂ .

Unabhängig von der Ausführungsform weist das Gerät in klassischer Weise üblicherweise "caging" genannte Reinitialisierungsmittel auf. Diese Reinitialisierung wird manuell vom Piloten durchgeführt, um die Fluglagen schnell konvergieren zu lassen, damit die von der gyrometrischen Vorrichtung bestimmte senkrechte Richtung mit der reellen Senkrechten übereinstimmt. Diese Funktion kann beim geradlinigen Flug mit konstanter Geschwindigkeit oder in einer beliebigen Flugphase verwendet werden, wenn man die von einem Windmesser oder ähnlichem gelieferten Daten mit den von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten kombiniert.Independent of the embodiment points the device in a classical manner usually caging called Reinitialisierungsmittel on. This reinitialization is done manually by the pilot to to converge the trajectories quickly, so that of the gyrometric device certain vertical direction with the real vertical. This feature can be used in straight-line flight at constant speed or used in any phase of flight, if you have the from an anemometer or similar supplied data with those supplied by the accelerometers Data combined.

Um diese Funktion der Reinitialisierung zu gewährleisten, werden in einem Ausführungsbeispiel der Erfindung die Verstärkungen der Verstärker der proportionalen Regelschleifen während einer bestimmten Zeit, zum Beispiel drei Minuten, auf den drei Achsen erhöht, und während dieser Zeit werden die Regelschleifen im geschlossenen Zustand gehalten und die Sättigungen sind gesperrt. Da die Integratoren gezügelt sind, ermöglichen es die Regelschleifen, die Fluglagenfehler schnell konvergieren zu lassen, damit sie in den Erfassungsbereich dieser Regelungen zurückkommen können.Around To ensure this function of reinitialization will be in one embodiment the invention, the reinforcements the amplifier the proportional control loops during a certain time, for Example three minutes, on the three axes increased, and during this time the Control loops kept closed and the saturations are locked. Since the integrators are restrained, allow it the control loops, the attitude errors converge quickly to let them into the scope of these regulations Come back can.

Claims

Apparatus for determining flight attitudes, in particular the trim attitude (θ) and inclination (Φ) of an aircraft, comprising: a connected component gyrometric device comprising at least three gyrometers and the components of the instantaneous rotational vector (Ω →) of the aircraft in one means associated with the aircraft, means for calculating, based on gyrometric measurements, an attitude matrix (b → ₁ , b → ₂ , b → ₃ ) defining the orientation of the aircraft with respect to the local geographic reference system, including in particular the components of a vertical one Direction vector U → _g in a reference system connected to the aircraft, accelerometers that provide the components of a vector U → _a , which represents the direction of the vertical in a reference system connected to the aircraft when the aircraft is moving in an unaccelerated, rectilinear motion , Middle l for comparing data calculated from the accelerometers with data calculated from the gyrometers to provide corrections for compensating the errors or drifts of the gyrometric device, characterized in that the accelerometers are fixedly connected to the gyrometric device, and that the comparison is made between the vertical direction vector U → _{g provided} by the gyrometric device and the perpendicular direction vector Da provided by the accelerometers, and an error signal representing the difference between these directions is established.

Device according to claim 1, characterized in that the components of the vector U → _a delivered by the gyrometric device consist of the last column (b → ₃ ) of the attitude matrix.

Device according to one of the preceding claims, characterized in that the vertical Direction vectors have a unit length.

device according to one of the preceding claims, characterized that the comparison means the vector product (ε →) of the two vertical Create direction vectors.

device according to one of the preceding claims, characterized that it has a proportional type control loop.

Device according to Claim 5, characterized in that the proportional-type control loop has a gain which is equal to a predetermined maximum value ( 64 . 66 ) is limited.

Device according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises a control loop with integrator ( 22 ) to compensate for the drifts.

device according to claim 4, characterized in that it comprises a means a correction according to the vertical Direction.

device according to claim 8, characterized in that the means for performing a Correction according to the vertical Direction a means of calculating the projection of the of the gyrometric Device supplied instantaneous rotation vector (Ω →) on the has vertical direction, the vertical direction, on who performed the projection is supplied by the gyrometric device, and the instantaneous Rotary vector projected corrected by the control loop becomes.

device according to one of the preceding claims, characterized that the vertical direction vector on the one hand from the accelerometers and, on the other hand, based on the speed of the aircraft supplied, for example, by wind measuring means becomes.

Apparatus according to claim 10, characterized in that the vertical direction is determined on the basis of the following equation:

where Fd is gravity in the vertical direction, V → the velocity vector of the aircraft determined by the wind measuring means, Ω → the instantaneous rotational vector of the aircraft determined by the gyrometric device, F → _c the resultant of the accelerometers determined by the contact forces, and m the mass of the aircraft is.

device according to one of the preceding claims, characterized that it is a means of regulating the gyrometric course on the magnetic course.

Device according to claims 4 and 12, characterized in that the regulation of the course is determined on the basis of the correction vector (ε → _c ) which satisfies the following equation:

Equation in which U → _{m is} a vector representing the direction of the magnetic north, preferably with a unit amplitude, and the vectors b → ₁ , b → ₂ and b → _{3 are} three vectors whose coordinates are supplied by the columns of the attitude matrix which is supplied by the gyrometric device.

device according to one of the preceding claims, characterized that there are closed control loops of the attitudes, those of the Use comparison means supplied correction signals, and means has at least one loop outside the phases of the rectilinear Flight to open at constant speed of the aircraft.

Apparatus according to claim 14, characterized in that the opening of the control loops occurs when the difference between the vertical direction vector provided by the gyrometric device and the vertical direction vector provided by the accelerometers exceeds a predetermined value (ε → _xc ).

device according to claim 14 or 15, characterized in that when a Roll control loop during a curve is open, a corresponding nick control loop during this Curve remains closed.

device according to one of the claims 14 to 16, characterized in that when the curve degree is used is going to be between the phases of straight-line flight and others To distinguish flight phases, closed a roll control loop is when the degree of curve in the absolute value is below a certain threshold lies.

Device according to claims 7 and 8, characterized in that it comprises a control loop to ensure a correction of the gyrometric measurements in the vertical direction, and that this control loop together with the drift compensating loop an integrator ( 22 ) having.

Apparatus according to claim 18, characterized in that the integrator ( 22 ) Medium ( 108 ), which allow the average slope of its output signal to be limited, and means ( 100 ) so that at each instant the output signal has a difference below a threshold as compared with a signal having a linear variation with a certain slope.